RU2098719C1

RU2098719C1 - Power plant gas turbine combustion chamber

Info

Publication number: RU2098719C1
Application number: RU95109827A
Authority: RU
Inventors: Н.А. Андрюков; В.А. Баранов; Ю.Е. Кириевский; В.И. Максин; А.В. Серов; М.Ф. Хайруллин
Original assignee: Акционерное общество "Авиадвигатель"
Priority date: 1995-06-13
Filing date: 1995-06-13
Publication date: 1997-12-10

Abstract

FIELD: power plants primarily burning compressed natural gas without water injection. SUBSTANCE: combustion chamber has mixing prechamber incorporating nozzles, slit-shaped air supply channels arranged tangentially to fire tube axis; a number of outlet holes for admitting fuel gas are made on walls of each channel upstream of inlet cross- sectional area of channel perpendicular to its walls. Fuel gas supply holes are made in prechamber body at inlet of expanding part of external region of mixing chamber. EFFECT: reduced emission of nitrogen oxides. 5 dwg

Description

Изобретение относится к камерам сгорания газовых турбин энергетических установок, работающих преимущественно на сжатом природном газе с низкими выбросами оксидов азота (Nox) без впрыска воды. The invention relates to combustion chambers of gas turbines of power plants operating primarily on compressed natural gas with low emissions of nitrogen oxides (Nox) without water injection.

Известна камера сгорания с предварительным ступенчатым подмешиванием воздуха, низким выходом Nox, приспособлением типа трубы Вентури и модулированным разделенным потоком. Камера сгорания содержит топливоподводящее устройство, воздухоподводящее устройство, расположенное на заданном расстоянии от топливоподводящего устройства, камеру предварительного смешивания, расположенную вблизи топлива и воздухоподводящего устройства и предназначенную для смешивания топлива с воздухом, приспособление в виде трубы Вентури, расположенное вблизи воздухоподводящего устройства, и сопло, расположенное вблизи камеры предварительного смешивания (1). A known combustion chamber with preliminary stepwise mixing of air, low Nox output, a device such as a venturi and a modulated split stream. The combustion chamber contains a fuel supply device, an air supply device located at a predetermined distance from the fuel supply device, a preliminary mixing chamber located near the fuel and the air supply device and intended for mixing fuel and air, a device in the form of a Venturi pipe located near the air supply device, and a nozzle located near the premixing chamber (1).

Недостатком известной камеры сгорания является низкий скоростной напор смешивающегося воздуха при запуске двигателя, что ухудшает степень смешивания и затрудняет воспламенение топлива в камере сгорания. Из-за повышенной гомогенности топливовоздушной смеси на основных режимах работы двигателя не обеспечивается достаточно широкий диапазон устойчивого горения на бедных смесях. Кроме того, известная камера сгорания не предназначена для работы на природном газе и не обеспечивает требуемых норм выхлопа Nox, а на наружной поверхности трубы Вентури откладывается большое количество нагара. A disadvantage of the known combustion chamber is the low velocity head of the mixing air when the engine is started, which degrades the degree of mixing and makes it difficult to ignite the fuel in the combustion chamber. Due to the increased homogeneity of the air-fuel mixture in the main engine operating modes, a sufficiently wide range of sustainable combustion in lean mixtures is not provided. In addition, the known combustion chamber is not designed to operate on natural gas and does not provide the required Nox exhaust standards, and a large amount of carbon deposits is deposited on the outer surface of the venturi.

Известна также камера сгорания газовой турбины, содержащая горелку и проходящую в направлении течения полость сгорания, на входной стороне камера снабжена несколькими горелками предварительного смешения, расположенными одна рядом с другой и имеющими различный размер. Между двумя большими горелками размещена одна малая горелка предварительного смешения. В горелках за наибольшим выходным отверстием предусмотрена форкамера (2). A combustion chamber of a gas turbine is also known, comprising a burner and a combustion cavity extending in the direction of the flow. On the inlet side, the chamber is equipped with several pre-mixing burners located next to each other and of different sizes. Between two large burners there is one small pre-mixing burner. In the burners, a prechamber (2) is provided behind the largest outlet.

Недостатком известной камеры сгорания является большие осевые габариты камеры смешивания, что ограничивает ее использование в энергетических установках на базе авиационного газотурбинного двигателя. Это объясняется тем, что в габаритах камеры сгорания газотурбинного двигателя невозможно разместить известную камеру сгорания, работающую на сжатом природном газе. Известную камеру сгорания можно использовать в энергетических установках с газотурбинными двигателями в варианте вынесенной за габариты двигателя камеры сгорания. Это не позволяет использовать существующие газогенераторы газотурбинных двигателей авиационного назначения для работы на сжатом природном газе в составе энергетических установок. A disadvantage of the known combustion chamber is the large axial dimensions of the mixing chamber, which limits its use in power plants based on an aircraft gas turbine engine. This is because in the dimensions of the combustion chamber of a gas turbine engine it is not possible to place a known combustion chamber operating on compressed natural gas. The well-known combustion chamber can be used in power plants with gas turbine engines in a variant of the combustion chamber that is outside the dimensions of the engine. This does not allow the use of existing gas generators of gas turbine engines for aviation purposes to operate on compressed natural gas as part of power plants.

Наиболее близкой к заявляемой является камера сгорания, имеющая жаровую трубу, состоящую из предварительной камеры смешения, сужающегося сопла, расположенного внутри последней с образованием внутренней сужающейся и наружной с сужающейся и расширяющейся на выходе зонами камер смешения, на входе которых выполнены каналы подвода воздуха, на входе основной камеры сгорания выполнены отверстия для подачи воздуха (3). Closest to the claimed one is a combustion chamber having a heat pipe, consisting of a preliminary mixing chamber, a tapering nozzle located inside the latter with the formation of an internal tapering and external with tapering and expanding at the exit zones of the mixing chambers, at the entrance of which the air supply channels are made, at the entrance the main combustion chamber has holes for air supply (3).

К недостаткам известной камеры сгорания относится то, что при очень низких значениях отношения расхода топлива к воздуху трудно поддерживать пламя в камере сгорания и предотвращать его срыв во всем диапазоне рабочих режимов. The disadvantages of the known combustion chamber include the fact that at very low values of the ratio of fuel consumption to air, it is difficult to maintain a flame in the combustion chamber and prevent its breakdown in the entire range of operating modes.

Техническая задача, на решение которой направлено изобретение, заключается в обеспечении устойчивого экономичного горения с минимальным недожегом и выбросами оксидов азота на расчетном и переходных режимах, а также за счет более высокой степени смешения с воздухом смеси топливного газа. The technical problem to which the invention is directed is to provide sustainable economical combustion with minimal under-burn and nitrogen oxide emissions in the design and transition modes, as well as due to a higher degree of mixing of the fuel gas mixture with air.

Сущность технического решения заключается в том, что в камере сгорания газовой турбины энергетической установки, имеющей жаровую трубу, состоящую из предварительной камеры смешения, сужающегося сопла, расположенного внутри последней с образованием внутренней сужающейся и наружной с сужающейся и расширяющейся на выходе зонами камер смешения, на входе которых выполнены каналы подвода воздуха, на входе основной камеры сгорания выполнены отверстия для подачи воздуха, согласно изобретению, каналы подвода воздуха выполнены щелевыми, расположены тангенциально к оси жаровой трубы, на стенках каждого из каналов выполнен ряд выходных отверстий для подвода топливного газа, расположенных перед поперечным входным сечением канала перпендикулярно его стенкам, при этом в корпусе предварительной камеры на выходе расширяющейся части наружной зоны камеры смешения выполнены отверстия для подачи топливного газа, которые также как и отверстия для подачи воздуха, выполненные на входе основной камеры сгорания, расположены коаксиально срезу расширяющейся части наружной зоны камеры смешения. The essence of the technical solution lies in the fact that in the combustion chamber of a gas turbine of a power plant having a heat pipe, consisting of a preliminary mixing chamber, a tapering nozzle located inside the latter with the formation of an internal tapering and external with tapering and expanding at the exit zones of the mixing chambers, at the entrance of which the air supply channels are made, the air supply openings are made at the inlet of the main combustion chamber, according to the invention, the air supply channels are slotted, arranged laid tangentially to the axis of the flame tube, on the walls of each of the channels there are a number of outlet openings for supplying fuel gas located in front of the transverse inlet section of the channel perpendicular to its walls, while in the case of the preliminary chamber at the outlet of the expanding part of the outer zone of the mixing chamber there are holes for supplying fuel gas, which, like air inlets made at the inlet of the main combustion chamber, are located coaxially to the cut of the expanding part of the outer zone of the chamber sheniya.

На фиг. 1 изображен продольный разрез по жаровой трубе камеры сгорания (предварительной камере смешения и части основной камеры); на фиг.2 разрез А-А на фиг.1 (щелевые каналы подвода воздуха на входе во внутреннюю камеру смешения); на фиг.3 разрез Б-Б на фиг.1 (щелевые каналы подвода воздуха на входе в наружную камеру смешения); на фиг.4 разрез В-В на фиг.1 (отверстия для подачи топливного газа на выходе расширяющейся зоны наружной камеры смешения); на фиг.5 разрез Г-Г на фиг.2 (выходные отверстия для подвода топливного газа на стенках щелевых каналов в увеличенном виде). In FIG. 1 shows a longitudinal section through the flame tube of the combustion chamber (preliminary mixing chamber and part of the main chamber); in Fig.2 a section aa in Fig.1 (slotted channels for supplying air at the entrance to the internal mixing chamber); in Fig.3 section BB in Fig.1 (slotted channels for supplying air at the entrance to the external mixing chamber); in Fig. 4, section B-B in Fig. 1 (openings for supplying fuel gas at the outlet of the expanding zone of the outer mixing chamber); in Fig. 5, section G-G in Fig. 2 (enlarged outlets for supplying fuel gas on the walls of slotted channels).

Камера сгорания 1 газовой турбины энергетической установки имеет жаровую трубу 2, состоящую из предварительной камеры смешения 3, сужающегося сопла 4 и основной камеры сгорания 5 (показана часть камеры). Сужающееся сопло 4 размещено внутри предварительной камеры 3 с образованием внутренней сужающейся камеры смешения 6 и наружной сужающе-расширяющейся камеры смешения 7, состоящей из сужающейся зоны 8 и расширяющейся на выходе зоны 9. На входе в камеры 6 и 7 выполнены щелевые каналы 10 и 11 подвода воздуха 12, расположенные тангенциально под углом α к оси 13 жаровой трубы 2. Каждый из щелевых каналов 10 и 11 имеет ширину канала L (фиг.5) и высоту проточной части H. На стенках 14, 15 каждого из каналов 10, 11, сообщающихся соответственно с предварительными камерами смешения 6 и 7, выполнен ряд выходных отверстий 16 (в данном случае по семь и по восемь) для подвода топливного газа 17 через топливные штуцеры 18-20. В корпусе 21 предварительной камеры смешения 3 выполнен ряд каналов 22 (фиг.5). Выход топливного газа 17 из отверстий 16 показан поз. 23. Ось 24 отверстия 16 расположена на расстоянии l от поперечного входного сечения щелевого канала 10 перпендикулярно его стенкам (фиг.2). При этом расположение поперечного входного сечения щелевого канала определяется кромкой 25 наружной поверхности 26 корпуса 21 предварительной камеры смешения 3. Щелевые каналы 11 выполнены аналогично каналам 10, при этом форма и расположение каналов, их число и угол наклона a к оси жаровой трубы, диаметр и число отверстий 16 для подвода топливного газа и расположение их на стенках каналов на определенном расстоянии l от границы поперечного входного сечения канала определяются конкретными техническими требованиями к параметрам камеры сгорания газовой турбины. При этом вследствие конусности наружной поверхности 26 корпуса 21 предварительной камеры смешения 3 расположение выходных отверстий 16, в частности их осей 24, перед поперечным входным сечением каналов 10 и 11 перпендикулярно его стенкам 14 и 15 может быть как на одинаковом расстоянии l от кромки 25, так и на различном расстоянии, но все отверстия, а именно их расходное сечение расположены перед началом поперечного сечения (L х H) каналов 10 или 11. В корпусе 21 предварительной камеры смешения 3, выполненном из скрепленных сваркой частей, на выходе 27 расширяющейся зоны 9 выполнены отверстия 28 для подачи топливного газа 17 через топливный штуцер 20. На входе 29 основной камеры 5 выполнены отверстия 30 и 31 для подачи воздуха 12, а также дефлектор 32, закрепленный на внутренней торцевой стенке жаровой трубы 2. Отверстия 28 для подачи топливного газа 17, а также отверстия 30 и 31 для подачи воздуха 12 на входе 29 в основную камеру 5 расположены коаксиально срезу 33 на выходе 27 расширяющейся зоны 9. При этом срез 33 расширяющейся зоны 9 может быть выполнен под углом к оси жаровой трубы, что повлечет за собой иное расположение отверстий 28, 30 и 31 либо иное расположение дефлектора 32 или его формы. Кроме того, дефлектор 32 (фиг. 1) образует своими внутренними кромками и наружными кромками расширяющейся зоны 9 кольцевой проточный канал 34, а своими наружными кромками и внутренними стенками жаровой трубы 2 кольцевой проточный канал 35. Воспламенение осуществляется воспламенительным устройством 36. The combustion chamber 1 of a gas turbine of a power plant has a flame tube 2, consisting of a preliminary mixing chamber 3, a tapering nozzle 4 and the main combustion chamber 5 (part of the chamber is shown). The tapering nozzle 4 is placed inside the preliminary chamber 3 with the formation of the inner tapering mixing chamber 6 and the outer tapering-expanding mixing chamber 7, consisting of a tapering zone 8 and expanding at the exit of zone 9. At the entrance to the chambers 6 and 7, slotted channels 10 and 11 of the supply air 12, located tangentially at an angle α to the axis 13 of the flame tube 2. Each of the slotted channels 10 and 11 has a channel width L (figure 5) and a height of the flow part H. On the walls 14, 15 of each of the channels 10, 11 communicating accordingly with preliminary camera and mixing 6 and 7, is formed a number of outlet openings 16 (in this case, seven and eight) for supplying the fuel gas through the fuel nozzles 17 18-20. In the housing 21 of the preliminary mixing chamber 3, a number of channels 22 are made (Fig. 5). The fuel gas outlet 17 from the holes 16 is shown in pos. 23. The axis 24 of the hole 16 is located at a distance l from the transverse input section of the slotted channel 10 perpendicular to its walls (figure 2). The location of the transverse entrance section of the slotted channel is determined by the edge 25 of the outer surface 26 of the housing 21 of the preliminary mixing chamber 3. The slotted channels 11 are made similar to the channels 10, while the shape and arrangement of the channels, their number and the angle of inclination a to the axis of the flame tube, diameter and number holes 16 for supplying fuel gas and their location on the walls of the channels at a certain distance l from the border of the transverse input section of the channel are determined by specific technical requirements for the parameters of the combustion chamber gas turbine. Moreover, due to the taper of the outer surface 26 of the housing 21 of the preliminary mixing chamber 3, the location of the outlet openings 16, in particular their axes 24, in front of the transverse input section of the channels 10 and 11 perpendicular to its walls 14 and 15 can be at the same distance l from the edge 25, so and at different distances, but all openings, namely their expendable cross-section, are located before the beginning of the cross-section (L x H) of the channels 10 or 11. In the housing 21 of the preliminary mixing chamber 3, made of parts fastened by welding, at the outlet 27 of the extension openings 28 for supplying fuel gas 17 through the fuel nozzle 20 are made in the expanding zone 9. At the inlet 29 of the main chamber 5, openings 30 and 31 are made for supplying air 12, as well as a deflector 32 mounted on the inner end wall of the flame tube 2. Supply openings 28 fuel gas 17, as well as openings 30 and 31 for supplying air 12 at the inlet 29 to the main chamber 5 are located coaxially to the cut 33 at the output 27 of the expanding zone 9. Moreover, the cut 33 of the expanding zone 9 can be made at an angle to the axis of the flame tube, which will entail a different disposition dix holes 28, 30 and 31 or other location of the deflector 32, or its shape. In addition, the deflector 32 (Fig. 1) forms an annular flow channel 34 with its inner edges and outer edges of the expanding zone 9, and an annular flow channel 35 with its outer edges and inner walls of the flame tube 2. Ignition is carried out by an igniter 36.

При работе камеры сгорания газовой турбины сжатый природный газ распыливается частично перед входом в тангенциальные щелевые каналы 10 и 11, далее смешивается в них с потоком воздуха, закручивается и дополнительно перемешивается в сужающейся и сужающе-расширяющейся камерах 6 и 7. При этом обеспечивается эксплуатация камеры сгорания на обедненной газовоздушной смеси в обеих камерах 6 и 7. Одновременно сжатый природный газ распыливается через отверстия 28 в проточном канале 34, смешиваясь с потоком воздуха, поступающим через отверстия 30, образуя богатую газовоздушную смесь. Воздушный поток, поступающий через отверстия 31 и через проточный канал 35, образует пленочное и заградительное охлаждение внутренних стенок жаровой трубы 2. Далее вся газовоздушная смесь сгорает в зоне обратных токов, образующейся за сужающейся и сужающе-расширяющейся камерами смешения 6 и 7, обеспечивая устойчивое экономичное горение с минимальным недожегом и выбросами оксидов азота на расчетном режиме. При этом при пусках в режиме малой мощности двигателя факел пламени обедненной воздушной смеси из сужающейся 6 и сужающе-расширяющейся 7 камер смешения поддерживается коаксиально охватывающей зоной факела пламени обогащенной смеси, распыляемой через отверстия 28 и проточный канал 34 дефлектора 32. За счет эжекции фронта топливного газа, выходящего из отверстий 28 на выходе расширяющейся зоны 9 наружной камеры смешения 7 в жаровую трубу 2 потоком обедненной газовоздушной смеси, истекающей из расширяющейся зоны 9, предотвращается проскок факела пламени во всем диапазоне работы камеры сгорания, что обеспечивает устойчивое экономичное горение с минимальным недожогом и выбросами оксидов азота на расчетном и переходных режимах. During operation of the combustion chamber of a gas turbine, compressed natural gas is partially atomized before entering the tangential slotted channels 10 and 11, then mixed in them with an air stream, twisted and further mixed in the tapering and tapering-expanding chambers 6 and 7. This ensures the operation of the combustion chamber on depleted gas-air mixture in both chambers 6 and 7. At the same time, compressed natural gas is sprayed through openings 28 in the flow channel 34, mixing with the air stream entering through openings 30, the image I'm rich gas mixture. The air flow entering through the openings 31 and through the flow channel 35 forms a film and barrier cooling of the inner walls of the flame tube 2. Further, the entire gas-air mixture burns in the reverse current zone formed behind the narrowing and narrowing-expanding mixing chambers 6 and 7, providing a stable economical combustion with minimal under-burn and emissions of nitrogen oxides in the calculated mode. At the same time, when starting in the low-power engine mode, the flame of the lean air mixture from the narrowing 6 and narrowing-expanding 7 mixing chambers is supported by the coaxial enveloping zone of the flame of the rich mixture sprayed through the openings 28 and the flow channel 34 of the deflector 32. Due to ejection of the fuel gas front exiting the openings 28 at the outlet of the expanding zone 9 of the external mixing chamber 7 into the flame tube 2 by the depleted gas-air mixture flowing from the expanding zone 9, the torch is prevented and flame in the entire range of operation of the combustion chamber, which provides stable economical combustion with minimal underburning and emissions of nitrogen oxides in the design and transient conditions.

Claims

The combustion chamber of a gas turbine of a power plant having a heat pipe, consisting of a preliminary mixing chamber, a tapering nozzle located inside the latter with the formation of an inner tapering and outer tapering and expanding at the outlet zones of the mixing chambers, at the entrance of which the air supply channels are made, at the entrance of the main chamber combustion holes are made for air supply, characterized in that the air supply channels are slotted, are located tangentially to the axis of the flame tube, on the walls of each one of the channels, a series of outlet openings for supplying fuel gas are arranged, located in front of the transverse inlet section of the channel perpendicular to its walls, while in the preliminary chamber housing, openings for supplying fuel gas are made at the outlet of the expanding part of the outer zone of the displacement chamber, which are also openings for air supply, made at the inlet of the main combustion chamber, are located coaxially to the cut of the expanding part of the outer zone of the combustion chamber.